Из сказанного следует, что если взять два самолета с одинаковыми геометрическими размерами и весом и с равными величинами, но
один — статически нейтральный, а другой — статически устойчивый, то первый самолет при выполнении неустановившихся маневров будет значительно тяжелее в управлении, чем второй. На недостаточно устойчивом самолете летчик при выполнении маневров должен отклонять ручку управления рулем высоты со значительно большим упреждением и прикладывать к ней большие усилия, чем на самолете, достаточно устойчивом; на мало устойчивом самолете летчику труднее соразмерять отклонения руля высоты, вследствие чего он вынужден совершать дополнительные движения рулем для исправления недостаточно точных предыдущих движений. Прежде чем приступить к решению системы, подобно тому, как это было сделано при рассмотрении продольного возмущенного движения, целесообразно привести уравнения к безразмерному виду. Для этого по аналогии со случаем продольного возмущенного движения введем понятия безразмерных угловых скоростей. При встречающихся на практике соотношениях из четырех корней уравнения два корня оказываются действительными, а два другие корня — комплексными сопряженными. По абсолютной величине корни различаются следующим образом: один действительный корень получается относительно очень большим, а другой — малым; комплексные корни получаются большими. Следовательно, боковое возмущенное движение самолета складывается из двух апериодических и одного колебательного движения.
Для упрощения предположим, что изменение степени продольной статической устойчивости достигается таким расположением грузов в самолете, которое приводит к изменению положения центра тяжести самолета, но не меняет момент инерции самолета относительно оси будем считать также, что геометрические размеры самолета, в частности, площадь крыла и площадь горизонтального оперения, остаются при этом неизменными. При увеличении степени продольной статической устойчивости по перегрузке необходимая для выполнения условия величина коэффициента усилия быстро уменьшается, что при обычной системе управления требует соответствующего увеличения степени аэродинамической компенсации руля высоты. В рассматриваемом примере при — 0,50 степень аэродинамической компенсации получается равной.
|
Однако даже с точки зрения только управляемости, не говоря уже о конструктивных соображениях и других летных свойствах самолета, осуществление предельной степени «хождения за ручкой», по-видимому, нельзя считать целесообразным. Действительно, при очень большой степени продольной статической устойчивости из-за вынужденного при этом увеличения размеров руля высоты и весьма значительного увеличения его аэродинамической компенсации (при обычной системе продольного управления) усилие на ручке и ее перемещение, необходимые для создания вращения самолета и его ускорения, будут слишком малы. Такой самолет будет слишком чувствительным к небольшим случайным движениям летчика. Вследствие излишне быстрой реакции самолет, по выражению летчиков, «не будет прощать» даже незначительные ошибки летчика при пилотировании.
Однако в действительности получается как раз обратный вывод, если величину аэродинамической компенсации руля связать со степенью продольной статической устойчивости самолета. Рассмотрим влияние степени продольной статической устойчивости самолета на его управляемость при маневре путем анализа способности самолета «ходить за ручкой», т. е. отвечать на усилие, приложенное летчиком к ручке управления рулем высоты, соответствующим изменением параметров движения: перегрузки Д%, угла тангажа Л 9, угловой скорости. Это качество самолета может быть охарактеризовано, с одной стороны, запаздыванием реакции самолета на усилие, приложенное к ручке, а с другой — соотношением между величиной усилия на ручке управления и величиной вызванного этим усилием изменения упомянутых параметров движения. При практическом анализе управляемости самолета удобнее выбрать один параметр — перегрузку самолета. Способность самолета «ходить за ручкой» наиболее отчетливо выявляется при рассмотрении сравнительно резких маневров, выполняемых за короткий промежуток времени, так что скорость полета при этом можно считать неизменной. Эти параметры или задаются техническими требованиями к самолету или определяются из других условий, а не из условий устойчивости и управляемости самолета.
|